高精度电动舵机模糊自适应控制器设计

为了适应现代高性能飞行器要求,对电动舵机系统采用了模糊自适应PD控制设计。这种控制吸收了PID控制和模糊控制的优点,对系统的参数变化有较强的适应能力,尤其适合于数学模型未知、非线性和复杂的对象。通过在位置环上设计的模糊控制器,对前向通道PD控制器的参数进行优化和调整。最后在非线性舵系统模型上仿真证明,其动态特性优于传统的PID控制,并使系统具有较强的鲁棒性。     

基于模型预测算法的无人机延时控制系统设计

通过卫星进行远距离控制的"人在回路中"无人机系统存在较大的时间延迟.延时可能引起系统的不稳定.为了改善延时系统的性能,需要对系统进行延时补偿.考虑对无人机的操作通过人-机界面来完成的特点,基于模型预测算法估计出系统延时量的未来状态,用估计出的状态变量作为输出,这样就补偿了系统的传输延时.对某飞机俯仰角控制回路进行了设计,仿真结果表明使用该补偿方法减小了延迟对系统的影响.     

基于改进自适应滤波算法的控制系统传感器故障诊断

应用标准的多模自适应滤波算法进行故障诊断时,需要一组与假设模型等数量的卡尔曼滤波器进行滤波计算,计算量很大而且耗时,这对于实时性要求很强的工程应用是不合适的,因此提出了一种改进自适应滤波算法,它只需要单个卡尔曼滤波器就可得到与标准的多模自适应滤波算法等价的残差,因此可以有效地减少计算量和计算时间.将此算法应用于某无人机控制系统的传感器故障诊断,仿真结果验证了该方法的有效性.     

多螺旋桨太阳能无人机推力分配方法研究

太阳能无人机的设计需以能量为核心,太阳能无人机多采用分布式推进系统,对推力分配进行优化可以有效提高螺旋桨效率进而提高能源利用率。在推力到桨效率的函数为凸函数的情况下,螺旋桨效率之和最大分配问题可以近似转化为拉力二范数最小分配问题,使用伪逆法解决了拉力二范数最小分配问题。将伪指令v d的误差最小作为优化目标之一考虑,形成混合优化目标,用不动点法求解了混合目标分配问题。螺旋桨的衰减滞后特性会增大伪指令误差,使用动态增益对螺旋桨动态特性进行补偿。对比数字仿真结果,不动点法相比伪逆法在降低了伪指令误差的同时,可以有效兼顾推进系统效率最高的目标;动态增益补偿可以有效削弱螺旋桨动态特性对整个推力分配系统造成的不利影响。     

基于最大熵和PCNN的图像分割新方法

针对脉冲耦合神经网络(PCNN)无法确定最优分割以及脉冲门限具有非线性因子的问题,提出了一种基于最大熵和脉冲耦合神经网络的新型图像分割算法.该算法采用线性方式动态调整脉冲门限,采用最大熵确定PCNN网络的循环迭代次数,并引用均值滤波的思想对PCNN的接收部分进行了改良,以克服噪声对分割过程的影响.实验结果表明该方法能获得视觉效果较好的分割结果并具有较强的普适性.     

攻击型无人机射频半实物仿真中的相似性研究

介绍了某攻击型无人机射频半实物仿真系统,指出了实验室目标阵面视角范围的限制和转台模拟无人机姿态运动存在的问题对仿真的影响,通过引入动参考坐标系以及转台坐标系来描述无人机-目标相对运动,在现有的仿真实验条件下可以复现真实的无人机与目标运动状态.仿真试验结果与飞行试验对比证明,该方法是有效的.     

采用微处理机提高导弹陀螺仪测试精度设计

陀螺仪作为导弹控制系统的主要敏感元件．其精度决定了导弹惯性导航系统的精度。在陀螺仪精度测试方面，文中提出了一种用微处理机Z-80提高陀螺仪测试自动化程度的方法。采用这种方法，可大幅度提高导弹陀螺仪的使用精度。     

攻击型无人机鲁棒导引律研究

文章研究了攻击型无人机鲁棒导引系统,采用对干扰和摄动具有自适应能力的滑动模态变结构控制方法设计了攻击型无人机滑模导引规律.针对用于消除颤振的伪滑动模态不能实现精确跟踪的缺陷,对滑模导引规律中颤振消除进行了优化设计,引入系统运动状态轨迹接近角变量,使消除颤振的伪滑动模态边界层宽度随着系统状态到达滑动模态而逐渐减小为零,从而达到了既能消除颤振又能实现精确跟踪的设计目标.通过仿真验证了该导引规律具有攻击弹道平缓、抗目标机动扰动能力强、鲁棒性好、制导精度高的优点.     

基于CFD方法的阵风响应与阵风减缓研究

通过设计舵面的同期运动,可以达到缓解飞行器遭遇阵风时引起的非定常气动力与力矩干扰的目的。文章通过引入"网格速度"模拟阵风条件,求解非定常欧拉方程实现了翼型阵风响应的数值模拟;并通过动态嵌套网格方法研究了舵面运动时的阵风减缓效果。首先采用该方法对NACA0006翼型迎角阶跃型阵风的气动力响应进行了计算,计算结果与理论结果、文献计算结果吻合良好。进一步对NLR两段翼型在迎角阶跃型、One-m inus-cosine型阵风做用下的气动力响应过程进行了数值模拟,对襟翼运动时的阵风减载效果进行了分析,并研究比较了襟翼运动参数对阵风减缓的影响。结果表明:通过合理设计舵面运动方式,可以很好抑制阵风引起的非定常气动干扰。     

基于飞行仿真的飞机起降性能计算方法研究

为使飞机起降性能计算满足现有飞行性能计算标准或规范,针对起降过程涉及影响因素多、参数精度要求高的特点,提出了基于飞行仿真技术对不同起飞方式和着陆阶段仿真计算起降性能的方法。详细地建立了双发正常式布局飞机各分系统对应模型,包括非线性运动方程、气动力、发动机、起落架、动态质量模型。根据不同起飞方式和着陆阶段的性能计算标准及驾驶员操纵规范设计了单发起飞、两点式起飞、三点式起飞、中断起飞和着陆性能仿真计算流程,并开发相应的程序完成了该过程中全部参数的计算。较现有方法计算复杂性增加,过程详细,可计算的参数增多,能对各类影响因素进行量化分析。结果表明单发起飞距离最长,轻型飞机宜采取三点式起飞,当飞机在高原或推力受限时宜采取两点式起飞;着陆距离与下滑轨迹角相关,轻型飞机着陆可以降低进场速度、增加下滑角。